技术领域
[0001] 本
发明涉及飞行器技术领域，尤其是一种运载飞行器及载荷投送方法。
背景技术
[0002] 采用高速飞行器将无人机、
小卫星、
浮空器等载荷投送至短时无法到达的远程区域，当前已经成为一种实现应急监控、防灾救灾等目的的新型手段。与飞机投送或自主飞行抵达目标
空域不同的是，高速飞行器可以采用火箭
发动机助推达到很高速度，从而缩短投送时间。由于载荷投放往往需要控制在一定的高度和速度范围，以确保载荷投放后
气动载荷、热载荷较小，实现载荷的安全投放，因此在末段再入时需要进行减速。
[0003] 传统的运载飞行器再入减速方式往往采用
火箭发动机在下落过程中反推工作，来抵消助推和飞行过程中较高的速度，从而适应投放载荷的需求。而针对再入后高空投放载荷的需求，该项技术主要存在以下方面的缺点：
[0004] (1)在飞行器速度非常高、载荷投放时高度较高、速度较低的条件下，对于减速发动机的
能量需求较大，因此往往需要携带与助推火箭发动机
质量相当的减速发动机，进而带来投送距离和投送载荷能
力的显著下降，运载飞行器的投送效费比大大降低；
[0005] (2)以助推发动机+减速发动机构成的运载飞行器在满足投放条件的情况下，投送距离变化范围较小，不利于根据任务需求调整投送距离；
[0006] (3)为了实现减速发动机推力、能量需求可调节，往往需要采用液体火箭发动机，其成本较高，使用维护复杂，不利于运载飞行器实现使用简便、应急反应能力强的要求。
发明内容
[0007] 本发明的目的是提供一种运载飞行器及载荷投送方法，以解决
现有技术采用火箭发动机反推存在的投送效费比较低、投送距离变化范围较小、成本较高、使用维护复杂的问题。
[0008] 为达到上述目的，本发明提出一种运载飞行器，其包括载荷装载舱和围绕所述载荷装载舱的外周壁设置的减速扩展裙，所述减速扩展裙的一端与所述载荷装载舱的外壁连接，所述减速扩展裙具有收拢在所述载荷装载舱的外壁上的收拢
位置和相对于所述载荷装载舱向外张开的展开位置，当所述减速扩展裙处于所述展开位置时，所述运载飞行器利用所述减速扩展裙产生的
气动阻力减速。
[0009] 如上所述的运载飞行器，其中，所述减速扩展裙由多个沿所述载荷装载舱的周向间隔排列的裙板围成，各所述裙板的一端与所述载荷装载舱的外壁转动连接形成摆动中心，当所述减速扩展裙处于所述收拢位置时，多个所述裙板贴靠所述载荷装载舱的外壁，当所述减速扩展裙处于所述展开位置时，多个所述裙板相对于所述载荷装载舱向外倾斜，多个所述裙板通过绕所述摆动中心朝远离所述载荷装载舱的方向摆动使所述减速扩展裙由所述收拢位置切换至所述展开位置。
[0010] 如上所述的运载飞行器，其中，所述运载飞行器还包括分别驱动各所述裙板摆动的多个驱动装置，多个所述驱动装置分别设于多个所述裙板与所述载荷装载舱之间，各所述驱动装置包括作动筒和
连杆，所述作动筒沿所述载荷装载舱的轴向设置并固定在所述载荷装载舱的舱壁上，所述作动筒具有能沿所述载荷装载舱的轴向移动的
推杆，所述连杆的一端与所述推杆转动连接，所述连杆的另一端与所述裙板转动连接，所述推杆通过朝所述摆动中心移动驱动所述裙板朝远离所述载荷装载舱的方向摆动。
[0011] 如上所述的运载飞行器，其中，各所述驱动装置还包括转接板和滑
块，所述转接板固定在所述载荷装载舱的舱壁上，所述作动筒固定在所述转接板上，所述推杆和所述连杆通过所述滑块连接，所述转接板上设有
导轨，所述导轨沿所述载荷装载舱的轴向延伸，所述滑块能滑动地与所述导轨连接，所述滑块在所述推杆移动时沿所述导轨滑动。
[0012] 如上所述的运载飞行器，其中，所述载荷装载舱的舱壁上设有安装口，所述转接板设于所述安装口处，所述转接板具有朝向所述载荷装载舱内部的底面和朝向所述载荷装载舱外部的顶面，所述转接板的底面上盖设有
保护罩，所述保护罩和所述转接板位于所述载荷装载舱的内部，所述作动筒和所述滑块位于所述转接板和所述保护罩围成的空间内，所述作动筒和所述导轨设于所述转接板的底面上，所述转接板上设有供所述连杆穿过和运动的开口。
[0013] 如上所述的运载飞行器，其中，各所述裙板的一端通过连接组件与所述载荷装载舱的外壁转动连接，所述连接组件包括固定在所述载荷装载舱的外壁上的支座和设于所述支座上的
转轴，各所述裙板的一端具有
支撑腿，所述支撑腿和所述支座通过所述转轴转动连接，所述支座上设有
锁销孔，所述锁销孔内设有用于将所述减速扩展裙锁定在所述展开位置的锁定件，所述锁定件包括相连接的
弹簧和锁定销，所述支撑腿上设有插孔，当所述减速扩展裙处于所述收拢位置时，所述插孔和所述锁销孔错位，所述锁定销位于所述锁销孔内部，当所述减速扩展裙处于所述展开位置时，所述插孔和所述锁销孔对准，所述锁定销在所述弹簧的弹力作用下伸出所述锁销孔外并插入所述插孔内。
[0014] 如上所述的运载飞行器，其中，所述作动筒为火工作动筒，所述载荷装载舱内设有综控机和电气控制盒，所述综控机能向所述电气控制盒发出减速扩展裙展开指令，所述电气控制盒在接收到所述减速扩展裙展开指令后控制所述火工作动筒点火产生燃气，所述推杆在所述燃气的推力作用下移动。
[0015] 如上所述的运载飞行器，其中，所述载荷装载舱的舱壁为
铝合金蒙皮，所述
铝合金蒙皮的外表面上
覆盖有酚
醛气凝胶防护层，所述裙板为铝合金板，所述铝合金板外覆盖有酚醛气凝胶防护层。
[0016] 如上所述的运载飞行器，其中，所述减速扩展裙上设有在所述减速扩展裙处于所述展开位置时供气流穿过的多个通孔。
[0017] 本发明还提供一种载荷投送方法，其采用上述的运载飞行器投送载荷，所述载荷装载于所述载荷装载舱内，所述载荷投送方法包括：
[0018] 将所述运载飞行器的减速扩展裙调整到所述收拢位置；
[0019] 所述运载飞行器在火箭发动机的助推下飞行，当所述运载飞行器在所述火箭发动机的助推下达到最大预设速度时，所述运载飞行器与所述火箭发动机分离，所述运载飞行器继续飞行；
[0020] 所述运载飞行器飞行达到预设最高点时完成
姿态调整，所述减速扩展裙切换到所述展开位置，所述运载飞行器以所述减速扩展裙处于所述展开位置的姿态再入飞行，所述运载飞行器在再入飞行过程中利用所述减速扩展裙产生的气动阻力减速达到投放载荷所需的目标速度；
[0021] 所述运载飞行器在所述目标速度下投放所述载荷。
[0022] 本发明的运载飞行器及载荷投送方法的特点和优点是：
[0023] 1、本发明的运载飞行器利用减速扩展裙展开产生的气动阻力减速，与传统运载飞行器采用火箭发动机反推减速相比，能增大投送距离，提高投送载荷能力，提高运载飞行器的投送效费比，实现更大的投送范围，由于省去了减速发动机，降低了动力系统的复杂程度，降低成本，使用维护简单方便；
[0024] 2、本发明是基于气动阻力的运载飞行器再入减速方法，基于在特定空域减速到特定速度(即目标速度)的飞行投送需求，大幅提升了运载投送的效率，降低了系统复杂度，在不需减速火箭发动机的情况下实现了投送要求，有利于提升应急反应的快速性和低成本性。
附图说明
[0025] 以下附图仅旨在于对本发明做示意性说明和解释，并不限定本发明的范围。其中：
[0026] 图1是本发明的运载飞行器在减速扩展裙处于收拢位置时的示意图；
[0027] 图2是本发明的运载飞行器在减速扩展裙处于展开位置时的示意图；
[0028] 图3是本发明中的裙板处于收拢位置时的示意图；
[0029] 图4是本发明中的裙板处于展开位置时的示意图；
[0030] 图5是图4的左侧示意图；
[0031] 图6是本发明中驱动装置的示意图；
[0032] 图7是图6的仰视图；
[0033] 图8是本发明中滑块与导轨配合的示意图；
[0034] 图9是本发明中的连接组件和锁定件的组装示意图。
[0035] 主要元件标号说明：
[0036] 1、载荷装载舱；11、头部；12、尾部；13、舱壁；
[0037] 2、减速扩展裙；21、通孔；22、裙板；221、第一端；222、第二端；
[0038] 223、内表面；224、外表面；225、支撑腿；2251、插孔；
[0039] 3、摆动中心；
[0040] 4、驱动装置；41、作动筒；411、推杆；412、外筒；413、
压板；
[0041] 42、连杆；43、转接板；431、导轨；432、底面；433、顶面；434、开口；
[0043] 5、连接组件；51、支座；52、转轴；6、锁定销。
具体实施方式
[0044] 为了对本发明的技术特征、目的和效果有更加清楚的理解，现对照附图说明本发明的具体实施方式。其中，形容词性或副词性修饰语“中心”、“顺
时针”和“逆时针”、“前”和“后”、“左”和“右”、“顶”和“底”、“内”和“外”的使用仅是为了便于多组术语之间的相对参考，且并非描述对经修饰术语的任何特定的方向限制。在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。
[0045] 如图1、图2所示，本发明提供一种运载飞行器，其包括载荷装载舱1和围绕载荷装载舱1的外周壁设置的减速扩展裙2，减速扩展裙2的一端与载荷装载舱1的外壁连接，减速扩展裙2具有收拢在载荷装载舱1的外壁上的收拢位置(折叠位置)和相对于载荷装载舱1向外张开的展开位置，当减速扩展裙2处于收拢位置时(如图1所示)，减速扩展裙2的贴靠载荷装载舱1的外壁，当减速扩展裙2处于展开位置时(如图2所示)，减速扩展裙2相对于载荷装载舱1朝外(载荷装载舱1的外侧)倾斜并迎
风，因此减速扩展裙2增大了运载飞行器的迎风面积，使用时，在运载飞行器发射助推阶段，减速扩展裙2处于收拢位置，在运载飞行器再入过程中，减速扩展裙2处于展开位置，因此运载飞行器在再入过程中(即再入段)利用减速扩展裙2迎风产生的气动阻力减速。
[0046] 本发明的运载飞行器利用减速扩展裙2展开产生的气动阻力减速，与传统运载飞行器采用火箭发动机反推减速相比，至少具有以下优点：
[0047] 第一，本发明提高了投送效率和投送效费比，因为传统运载飞行器需要在助推发动机的
基础上增加减速发动机，因此需要提升火箭发动机的质量以达到所需的投送效果，本发明由于无需搭载减速发动机，使得火箭发动机的质量得以降低，因此能增大投送距离，提高投送载荷能力，提高运载飞行器的投送效费比，经试验，采用本发明的运载飞行器，在相同投送距离和投放点高度/速度要求条件下，火箭发动机总质量能减小25％，在相同
起飞质量条件下，投送距离提升60％，运载投送效率显著提升；
[0048] 第二，本发明提高了投送距离的适应性，投送距离变化范围更大，由于助推末速越大，再入所受气动阻力越大，不同助推末速下通过气动阻力减速后在
指定高度时的速度差距不大，因此可以通过调整轨迹倾
角(即弹道倾角)改变再入段的飞行距离，从而实现更大的投送范围，其最小投送距离可达最大投送距离的30％以下，提升使用的灵活性和便捷性，而传统运载飞行器若实现投送距离的调整，需要助推和减速发动机药量的精细计算调整；
[0049] 第三，本发明与传统运载飞行器相比，省去了减速发动机，不仅降低了动力系统的复杂程度，还省去了传统运载飞行器在再入段所需的姿态控制系统，因此本发明降低了系统复杂性，降低成本，使用维护简单方便。
[0050] 如图1、图2所示，在一个
实施例中，减速扩展裙2上设有多个通孔21，每个通孔21贯穿减速扩展裙2，该通孔21在减速扩展裙2处于展开位置时(即较低
马赫数状态下)供气流通过，能缓解因气体流通不畅产生的力矩振荡，尤其避免在跨声速阶段的气动力矩振荡，同时该通孔21在减速扩展裙2处于收拢位置时(即较高马赫数状态下)使气流难以通过，因此通过设置通孔21，有利于兼顾飞行稳定控制和减速效果。
[0051] 如图1、图2所示，在一个实施例中，减速扩展裙2由多个沿载荷装载舱1的周向间隔排列的裙板22围成，各裙板22的一端与载荷装载舱1的外壁转动连接形成摆动中心3，当减速扩展裙2处于收拢位置时，多个裙板22贴靠载荷装载舱1的外壁，当减速扩展裙2处于展开位置时，多个裙板22相对于载荷装载舱1朝外倾斜(裙板22呈展翅状)，多个裙板22通过绕着摆动中心3朝远离载荷装载舱1的方向摆动使减速扩展裙2由收拢位置切换至展开位置。
[0052] 具体是，载荷装载舱1呈圆柱形，载荷装载舱1的外壁面光滑，裙板22呈板状，裙板22沿载荷装载舱1的轴向呈长条形，裙板22在载荷装载舱1的径向方向上的断面呈圆弧形，裙板22的凹弧面朝向载荷装载舱1，以在处于收拢位置时与载荷装载舱1适配(相贴)。例如裙板22的数量为六片，六片裙板22沿载荷装载舱1的圆周方向等间隔排列。
[0053] 如图1、图2所示，进一步，载荷装载舱1具有头部11和尾部12，运载飞行器飞行时，载荷装载舱1的头部11朝前，也就是图2中运载飞行器朝左侧的方向飞行，减速扩展裙2设于载荷装载舱1的尾部12，裙板22具有相对的第一端221和第二端222，裙板22的第一端221为靠近载荷装载舱1头部11的一端，裙板22的第二端222为远离载荷装载舱1头部11的一端，裙板22的第一端221与载荷装载舱1的外壁转动连接形成摆动中心3，裙板22的第二端222为能相对于载荷装载舱1翘起的一端。
[0054] 如图1、图2所示，进一步，裙板22的靠近第一端221的区域(可称为根部区域)设有多个通孔21，裙板22上的多个通孔21排列成多行多列，例如，通孔21为圆形通孔21，每个裙板22上的通孔21数量为八个，八个通孔21排列成两行四列。但本发明并不以此为限，还可以在整个裙板22上布置通孔21。
[0055] 如图4所示，进一步，当减速扩展裙2处于展开位置时，减速扩展裙2与载荷装载舱1的中
心轴之间的夹角为α，0＜α≤90°。具体是，例如，减速扩展裙2与载荷装载舱1的尾部12之间的夹角为α，减速扩展裙2与载荷装载舱1的头部11之间的夹角为(180°－α)。
[0056] 如图3、图4所示，在一个实施例中，运载飞行器还包括分别驱动各裙板22摆动的多个驱动装置4，多个驱动装置4分别设于多个裙板22与载荷装载舱1之间，各驱动装置4包括作动筒41和连杆42，作动筒41沿载荷装载舱1的轴向设置并固定在载荷装载舱1的舱壁13上，作动筒41具有能沿载荷装载舱1的轴向移动的推杆411(或称为推力杆)，连杆42的一端与推杆411转动连接，连杆42的另一端与裙板22转动连接，推杆411通过沿着载荷装载舱1的轴向朝靠近摆动中心3的方向移动，来驱动裙板22朝远离载荷装载舱1的方向摆动，从而使减速扩展裙2由收拢位置切换至展开位置。
[0057] 具体是，作动筒41固定在载荷装载舱1尾部12的舱壁13上，裙板22具有相对的内表面223和外表面224，当减速扩展裙2处于收拢位置时，裙板22的内表面223正对(面向)载荷装载舱1尾部12的外壁面，裙板22的外表面224背对载荷装载舱1尾部12的外壁面，连杆42的另一端与裙板22的内表面223转动连接，连杆42处于放倒状态，此时连杆42和作动筒41还能起到限制减速扩展裙2展开的作用，当减速扩展裙2处于展开位置时，连杆42处于支起状态，此时连杆42能对展开的减速扩展裙2起到支撑作用，裙板22的内表面223相对于载荷装载舱1的中心轴的倾斜角度为α，裙板22的外表面224为迎风面。
[0058] 例如，连杆42与裙板22通过销钉转动连接，为防止销钉脱出，可以在销钉的端部开孔，并在开孔内插入开口434销。
[0059] 如图3、图4、图6、图7所示，在一个具体实施例中，各驱动装置4还包括转接板43和滑块44，转接板43固定在载荷装载舱1的舱壁13上，作动筒41固定在转接板43上，推杆411和连杆42通过滑块44连接，转接板43上设有导轨431，导轨431沿载荷装载舱1的轴向延伸，滑块44能滑动地与导轨431连接，滑块44在推杆411移动时沿导轨431滑动，本实施例通过设置导轨431和滑块44，能确保推杆411和连杆42运动顺畅、可靠。
[0060] 如图6、图7、图8所示，具体是，作动筒41的外筒412与转接板43固定连接，作动筒41的外筒412的两侧分别设有安装支
耳，安装支耳通过
螺栓与转接板43固定连接，为提高连接强度，还可以采用压板413盖在作动筒41的外筒412外侧，并采用螺钉将压板413的两端与转接板43固定连接；导轨431为两个，两个导轨431分别位于滑块44的两侧，导轨431为沿载荷装载舱1的轴向延伸的长条形结构，导轨431的断面呈L形，滑块44的两侧分别具有一个凸块441，两个凸块441分别伸入对应的导轨431内，并能沿导轨431滑动；连杆42与滑块44通过销钉连接，滑块44与推杆411通过销钉连接。
[0061] 如图6、图7所示，在一个实施例中，载荷装载舱1的舱壁13上设有安装口，转接板43设于安装口处，转接板43具有朝向载荷装载舱1内部的底面432和朝向载荷装载舱1外部的顶面433，转接板43的底面432上盖设有保护罩，保护罩呈中空且顶部敞口的长方体形，保护罩的顶部与转接板43的底面432连接，例如，保护罩通过螺钉等连接件与转接板43连接，保护罩和转接板43位于载荷装载舱1的内部，也就是转接板43通过螺钉等连接件与载荷装载舱1的舱壁13的内壁面连接，且转接板43完全覆盖安装口，以防止外界的热气流从安装口处进入载荷装载舱1内部，因此保护罩和转接板43配合实现阻止载荷装载舱1外的热气流进入载荷装载舱1内部，作动筒41和滑块44位于转接板43和保护罩围成的空间内，作动筒41和导轨431设于转接板43的底面432上，转接板43上设有供连杆42穿过和运动的开口434，以便于连杆42穿过开口434与裙板22连接，当作动筒41的推杆411推动连杆42运动时，该开口434作为连杆42的运动空间使连杆42能顺畅运动。
[0062] 本实施例通过将作动筒41、滑块44、导轨431、保护罩和转接板43安装在载荷装载舱1的内部，能使裙板22在减速扩展裙2处于收拢位置时与载荷装载舱1的外壁更紧密地贴合，最大程度降低减速扩展裙2处于收拢位置时的外径尺寸，从而最大程度降低减速扩展裙2处于收拢位置时产生的气动阻力；本实施例通过设置保护罩，能防止外界的热气流从转接板43上的开口434处进入载荷装载舱1内部。
[0063] 在一个实施例中，裙板22的一端(即第一端221)与载荷装载舱1的外壁之间设有用于将减速扩展裙2锁定在展开位置的锁定件。
[0064] 如图3、图4、图9所示，进一步，各裙板22的一端(第一端221)通过连接组件5与载荷装载舱1的外壁转动连接，连接组件5包括固定在载荷装载舱1的外壁上的支座51和设于支座51上的转轴52，各裙板22的一端(第一端221)具有支撑腿225，支撑腿225和支座51通过转轴52转动连接，支座51上设有锁销孔，锁定件设于锁销孔内，锁定件包括相连接的弹簧(图未示出)和锁定销6，支撑腿225上设有插孔2251，当减速扩展裙2处于收拢位置时(如图3所示)，插孔2251和锁销孔错位，也就是插孔2251和锁销孔不对准，锁定销6位于锁销孔内部，锁定销6的一端顶抵弹簧，锁定销6的另一端顶抵支撑腿225的侧面，当减速扩展裙2处于展开位置时(如图4所示)，插孔2251和锁销孔对准，锁定销6在弹簧的弹力作用下伸出锁销孔外并插入插孔2251内，从而将裙板22锁定在展开位置。
[0065] 在一个实施例中，作动筒41为火工作动筒，载荷装载舱1内设有综控机和电气控制盒，综控机能向电气控制盒发出减速扩展裙展开指令(即减速扩展裙展开
信号)，电气控制盒在接收到减速扩展裙展开指令后控制火工作动筒点火产生燃气，推杆411在燃气的推力作用下移动，本实施例采用火工作动筒，便于对作动筒41进行电控。
[0066] 如图1、图9所示，在一个实施例中，载荷装载舱1的舱壁13为铝合金蒙皮(如图9所示)，铝合金蒙皮的外表面上覆盖有酚醛气凝胶防护层，采用轻质低成本的铝合金蒙皮，能进一步降低运载飞行器的成本，采用轻质耐高温的酚醛气凝胶防护层，能满足再入段高空高马赫数防热要求。
[0067] 在一个实施例中，裙板22为轻质低成本的铝合金板，铝合金板外覆盖有酚醛气凝胶防护层，也就是铝合金板的所有外表面均覆盖酚醛气凝胶防护层，以满足再入段高空高马赫数防热要求。
[0068] 本发明还提供一种载荷投送方法，其采用上述的运载飞行器投送载荷，该载荷装载于载荷装载舱1内，载荷投送方法包括：
[0069] 将运载飞行器的减速扩展裙2调整到收拢位置(如图1所示)；
[0070] 运载飞行器在火箭发动机的助推下飞行，当运载飞行器在火箭发动机的助推下达到最大预设速度时，运载飞行器与火箭发动机分离，运载飞行器继续飞行(如图1所示)；
[0071] 运载飞行器飞行达到预设最高点时完成姿态调整，然后减速扩展裙2切换到展开位置形成较大的迎风面积(如图2所示)，运载飞行器以减速扩展裙2处于展开位置的稳定姿态再入飞行(进入再入段)，运载飞行器在再入飞行过程中利用减速扩展裙2产生的气动阻力减速，并在指定高度减速至投放载荷所需的目标速度；
[0072] 运载飞行器在该目标速度下投放载荷，从而实现载荷的安全投放。
[0073] 其中，运载飞行器在减速扩展裙2展开前进行姿态调整指的是调整速度、
攻角、
侧滑角等姿态位置，以更好的进入到释放窗口，具体的姿态调整方法为现有技术，容不赘述。
[0074] 本发明是基于气动阻力的运载飞行器再入减速方法，基于在特定空域减速到特定速度(即目标速度)的飞行投送需求，大幅提升了运载投送的效率，降低了系统复杂度，在不需减速火箭发动机的情况下实现了投送要求，有利于提升应急反应的快速性和低成本性。
[0075] 本发明的运载飞行器及载荷投送方法通过减速扩展裙的收拢和展开改变飞行器所受的气动阻力，通过展开减速扩展裙来增大迎风面积，从而显著增大再入时的气动阻力，利用气动阻力实现在高空显著降低速度的效果，有利于提升运载飞行器的投送效费比，降低系统复杂度，降低成本，提升使用的灵活性和便捷性。
[0076] 以上所述仅为本发明示意性的具体实施方式，并非用以限定本发明的范围。任何本领域的技术人员，在不脱离本发明的构思和原则的前提下所作的等同变化与
修改，均应属于本发明保护的范围。而且需要说明的是，本发明的各组成部分并不仅限于上述整体应用，本发明的
说明书中描述的各技术特征可以根据实际需要选择一项单独采用或选择多项组合起来使用，因此，本发明理所当然地涵盖了与本案发明点有关的其它组合及具体应用。
